Жаровая труба газовой турбины гтд-110м

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при изготовлении и ремонте жаровых труб, работающих в условиях воздействия газообразивной эрозии. Жаровая труба газовой турбины ГТД-110М с нанесенным на внутреннюю поверхность жаровой трубы методом плазменного напыления жаростойкого подслоя толщиной 150-200 мкм и затем керамического термобарьерного слоя. Керамический термобарьерный слой напыляют плазмотроном толщиной 100-120 мкм, затем жаровую трубу подвергают двухстадийной обработке. Вначале в вакууме при давлении 1×10-4 мм рт.ст. нагревают до температуры 1050°С в течение 3-4 часов, выдерживают при той же температуре 2 часа и охлаждают с печью в вакууме. После чего на воздухе нагревают до температуры 850°С в течение 2,5-3 часов, выдерживают при той же температуре в течение 16 часов и охлаждают в течение 4,7 часа до нормальной температуры. Изобретение позволяет увеличить газообразивную стойкость защитного покрытия жаровой трубы газовой турбины без ухудшения аэродинамических характеристик жаровой трубы.

 

Изобретение относится к машиностроению и может быть использована при изготовлении и ремонте жаровых труб, работающих в условиях воздействия газообразивной эрозии.

Развитие современных газовых турбин предполагает увеличение мощности двигателя, уменьшение расхода топлива, увеличение общей надежности функционирования турбины и, как следствие, - увеличение ресурса. Пути решения вышеперечисленных задач лежат в плоскости увеличения рабочей температуры турбин, что в свою очередь требует применения новых конструкционных материалов со свойствами, позволяющими деталям, изготовленным из них, функционировать при увеличенных рабочих параметрах. Повышение эксплуатационных характеристик за счет использования имеющихся жаропрочных сплавов и покрытий практически исчерпало свои возможности, что требует инновационных подходов к совершенствованию и разработке нового поколения металлических и керамических материалов для деталей и покрытий различного функционального назначения, обладающих повышенной стойкостью к разрушению в условиях воздействия циклических термомеханических напряжений и агрессивных сред.

Оптимальным решением, позволяющим поднять рабочую температуру двигателя и увеличить его ресурс, является нанесение теплозащитных покрытий с чередующимися слоями различного композиционного состава и функционального назначения, формируемых на основе наноструктурированных материалов.

Поиск новых материалов керамического слоя теплозащитных покрытий (ТЗП) выявил ряд недостатков традиционного состава ZrO2-7Y2O3, среди, которых отмечается недостаточная фазовая стабильность и высокая скорость спекания при высоких температурах. При длительных выдержках в температурных условиях, соответствующих эксплуатационным, это приводит к росту теплопроводности покрытий от первоначальных значений (0,9-1,1 Вт/мК) до значений, характерных для плотного материала (1,9-2,2 Вт/мК). Теплозащитный эффект покрытия при этом падает всего до 20-30К, не обеспечивая требуемых свойств. (Cao, X.Q. Application of rare earths in thermal barrier coating materials / X.Q. Cao // Journal of Material Science Technology, 2007, Vol. 23 No. 1. P. 15-35. Vassen, R. Overview on advanced thermal barrier coatings / R. Vassen, M, Jarligo, T. Steinke, D. Mack, D. Stoever // Surface and Coatings Technology, 2010. Vol. 205. P. 938-942.

В исследовательском центре NASA (США) разработаны покрытия с низкой теплопроводностью, которая слабо зависит от времени выдержки при высоких температурах благодаря легированию стандартного материала ZrO2-7Y2O3 оксидами редкоземельных металлов. Состав покрытия не раскрывается. Zhu, D. Thermal Conductivity and Sintering Behavior of Advanced Thermal Barrier Coatings / Dongming Zhu, Robert A. Millor // Технический отчет NASA/TM- 2002-211481.2002. NASA. 15p.

Активно ведется разработка теплозащитных покрытий с низкой теплопроводностью для применения на деталях горячего тракта энергетических газотурбинных установок большой мощности в исследовательском центре Mitsubishi Heavy Industries. Новые покрытия доказали свою эффективность и будут применяться на турбинах. Состав покрытия не раскрывается. Ito, Е. Development of key technology for ultra-high-temperature gas turbines / E. Ito, K. Tsukagoshi, A. Muyama, J. Masada, T. Torigoe // Mitsubishi Heavy Industries Technical Review. 2010. Vol. 47 (1). P. 19.

Задача, на решение которой направлена настоящее изобретение, состоит в повышении ресурса термобарьерного покрытия на деталях горячего тракта «ГТД-110М».

Ближайшим к предлагаемому изобретению аналогом является жаровая труба газовой турбины (RU 2567764 С2, С23С 4/10, опубликовано 10.11.2015), содержащее нанесенный на поверхность жаровой трубы методом высокоскоростного газопламенного напыления жаростойкий подслой толщиной 150-200 мкм и затем керамический термобарьерный слой.

Недостатком ближайшего аналога является недостаточная адгезионная связь напыляемого материала и материала подложки. Помимо достаточной стойкости защитного слоя при агрессивных воздействиях отработавших газов при температурах порядка 1000°С, защитный слой должен также иметь достаточно хорошие механические свойства. В условиях газообразивной эрозии покрытие не должно трескаться и отслаиваться.

Задача, на которую направлено предлагаемое изобретение, заключается в том, чтобы увеличить газообразивную стойкость жаровой трубы ГТД-110М.

Желаемым техническим результатом является увеличение газообразивной стойкости защитного покрытия жаровой трубы газовой турбины без ухудшения аэродинамических характеристик жаровой трубы.

Желаемый технический результат достигается тем, что керамический термобарьерный слой подвергнут двухстадийной обработке, вначале в вакууме при давлении 1×10-4 мм.рт.ст. нагрет до температуры 1050°С в течение 3-4 часов, выдержан при той же температуре 2 часа и охлажден с печью в вакууме, после чего нагрет на воздухе до температуры 850°С в течение 2,5-3 часов, выдержан при той же температуре в течение 16 часов и охлажден в течение 4,7 часа до нормальной температуры и составляет 100-120 мкм.

В технологический цикл нанесения термобарьерных покрытий, как правило, входит многостадийная термообработка, которая повышает прочность покрытия.

Предлагаемая в настоящем изобретении двухстадийная обработка позволяет повысить прочность термобарьерного покрытия после нанесения. Для этого проводят диффузионный отжиг в вакууме при давлении 1×10-4 мм.рт.ст. нагревании до температуры 1050°С в течение 3-4 часов, выдержки при той же температуре 2 часа и охлаждают с печью в вакууме. При диффузионном отжиге формируется диффузионная зона шириной до 30 мкм, что повышает прочность сцепления керамического термобарьерного слоя и металлического подслоя.

Заключительный окислительный отжиг проводится на воздухе нагреванием до температуры 850°С в течение 2,5-3 часов, выдержке при той же температуре в течение 16 часов и охлаждении в течение 4,7 часа до нормальной температуры. Окислительный отжиг позволяет привести структуру покрытия в равновесное состояние и повышает прочность покрытия.

Примером является жаровые трубы газовой турбины ГТД-110М, выполненные из ЭП648, с нанесенным термобарьерным покрытием подвергали двухстадийной обработке: вначале в вакууме при давлении 1×10-4 мм.рт.ст. нагревали до температуры 1050°С в течение 3-4 часов, выдерживали при той же температуре 2 часа и охлаждали с печью в вакууме, после чего на воздухе нагревали до температуры 850°С в течение 3 часов, выдерживали при той же температуре в течение 16 часов и охлаждали в течение 4,7 часа до нормальной температуры. Газообразивная стойкость термобарьерных покрытий увеличилась в 2-2,5 раза по сравнению с нетермообработанными.

Примером является газосборники жаровых труб газовой турбины ГТД-110М, выполненные из ЭП648, с нанесенным термобарьерным покрытием подвергали двухстадийной обработке: вначале в вакууме при давлении 1×10-4 мм.рт.ст. нагревали до температуры 1050°С в течение 3-4 часов, выдерживали при той же температуре 2 часа и охлаждали с печью в вакууме, после чего на воздухе нагревали до температуры 850°С в течение 3 часов, выдерживали при той же температуре в течение 16 часов и охлаждали в течение 4,7 часа до нормальной температуры. Газообразивная стойкость термобарьерных покрытий увеличилась в 1,5-2 раза по сравнению с нетермообработанными.

Примером является фронтальное устройство жаровой трубы газовой турбины ГТД-110М, выполненные из ЭП648, с нанесенным термобарьерным покрытием подвергали двухстадийной обработке: вначале в вакууме при давлении 1×10-4 мм.рт.ст. нагревали до температуры 1050°С в течение 3-4 часов, выдерживали при той же температуре 2 часа и охлаждали с печью в вакууме, после чего на воздухе нагревали до температуры 850°С в течение 3 часов, выдерживали при той же температуре в течение 16 часов и охлаждали в течение 4,7 часа до нормальной температуры. Газообразивная стойкость термобарьерных покрытий увеличилась в 2-2,5 раза по сравнению с нетермообработанными.

Жаровая труба газовой турбины ГТД-110М с нанесенным на внутреннюю поверхность жаровой трубы методом плазменного напыления жаростойкого подслоя толщиной 150-200 мкм и затем керамического термобарьерного слоя, отличающегося тем, что керамический термобарьерный слой подвергнут двухстадийной обработке: вначале в вакууме при давлении 1×10-4 мм рт.ст. нагрет до температуры 1050°С в течение 3-4 часов, выдержан при той же температуре 2 часа и охлажден с печью в вакууме, после чего нагрет на воздухе до температуры 850°С в течение 2,5-3 часов, выдержан при той же температуре в течение 16 часов и охлажден в течение 4,7 часа до нормальной температуры и составляет 100-120 мкм.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к камерам сгорания ракетных двигателей. Камера сгорания и ракетный двигатель содержат устройство (11) впрыска, которое впрыскивает окисляющий агент и горючее из поверхности (23) впрыска, жаровую трубу (12), в которой образуется газообразный продукт сгорания путем сжигания окисляющего агента и горючего, впрыскиваемых из устройства (11) впрыска, резонатор (31), соединенный с возможностью сообщения с жаровой трубой (12) через канал (35) связи, и перфорированную пластину (41), выполненную в канале (35) связи.

Камера (10) сгорания газотурбинного двигателя (1) содержит внутреннюю стенку (22), наружную стенку (25) и пространство (28) между внутренней стенкой (22) и наружной стенкой (25), множество демпфирующих полостей (30) для демпфирования термоакустических вибраций в газообразных продуктах сгорания, по меньшей мере один канал (50) охлаждения для охлаждающей среды, движущейся снаружи внутреннего объема (V) в тепловом контакте с внутренней стенкой (22).

Камера сгорания газовой турбины включает в себя кромку завихрителя, располагающуюся на внешней границе пластины с отверстиями для воздуха с выступанием в сторону полости сгорания, и пружинное уплотнение, установленное на участке сопряжения вкладыша камеры сгорания с пластиной с отверстиями для воздуха и кромкой завихрителя.

Изобретение относится к горелочному устройству для использования в индивидуальной камере сгорания или в трубчатой камере сгорания. Горелочное устройство содержит горелку с центральным корпусом, расположенную выше по потоку от области горения, кольцевой канал с площадью поперечного сечения, промежуточные лопасти, которые расположены в периферийном направлении и в продольном направлении центрального корпуса.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к камерам сгорания прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя из композиционных материалов состоит из наружной силовой и внутренней стенки, оформляющей газовый канал, оболочек для конструктивных форм камер, приближенных к телам вращения, или комплекта наружных и внутренних стенок, оформляющих наружный облик камеры и внутренний газовый канал, при других, например, призматических конструктивных формах камер.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим по безгенераторной схеме. Камера сгорания ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры со сверхзвуковым соплом, при этом камера сгорания выполнена кольцевой формы, параллельно блоку камеры жестко соединена наружным выпуклым и внутренним изогнутым корпусами поворотного устройства с блоком камеры и сверхзвуковым соплом, и тракт охлаждения кольцевой камеры сгорания соединяется трактом охлаждения в изогнутом внутреннем корпусе поворотного устройства с трактом охлаждения блока камеры со сверхзвуковым соплом, а трактом охлаждения в наружном выпуклом днище и магистралью тракт охлаждения кольцевой камеры соединяется с магистралью на выходе из сверхзвукового сопла.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит фронтовое устройство.

Изобретение относится к энергетике. Последовательное сжигающее устройство (104), содержащее первую горелку (112), первую камеру (101) сгорания, смеситель для примешивания разбавляющего газа к горячим газам, выходящим из первой камеры (101) сгорания при работе, вторую горелку (113) и вторую камеру (102) сгорания, расположенную последовательно в соединении по потоку текучей среды.

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором.

Жаровая труба камеры сгорания содержит кольцевую внутреннюю жаровую трубу, кольцевую наружную жаровую трубу, по меньшей мере, один резонатор, горловину и уплотнительное кольцо.
Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при изготовлении и ремонте лопаток, работающих в условиях воздействия газоабразивной эрозии. Лопатка газовой турбины ГТД-110М имеет нанесенный на ее поверхность методом высокоскоростного газопламенного напыления жаростойкий подслой толщиной 150-200 мкм и керамический термобарьерный слой.

Изобретение относится к изготовлению горячеплакированного стального листа. Способ включает горячую прокатку на стане горячей прокатки, холодную прокатку без травления на стане холодной прокатки, низкий отжиг в печи восстановления в среде восстановительного газа, нанесение покрытия методом горячего погружения.

Изобретение относится к способу изготовления горячеплакированных изделий, имеющих оксидный слой. Способ включает выплавку стали, отливку сляба, горячую прокатку стального листа, имеющего оксидный слой, низкий отжиг горячекатаного стального листа и нанесение на него покрытия методом горячего погружения.
Изобретение относится к технологиям изготовления и реставрации барабанов для копировальных аппаратов. Способ включает шлифовку и полировку поверхности барабана с последующей промывкой до обеспечения полной смачиваемости его поверхности водой и сушку.

Изобретение относится к способу защиты от окисления биполярных пластин топливных элементов и коллекторов тока электролизеров с твердым полимерным электролитом (ТПЭ), заключающемуся в предварительной обработке металлической подложки, нанесении на обработанную металлическую подложку электропроводного покрытия благородных металлов методом магнетронно-ионного напыления.

Изобретение относится к термической обработке турбинных лопаток, преимущественно выполненных из жаростойких сплавов на основе никеля. Способ включает нанесение защитного покрытия на поверхность отливок лопаток и их последующее горячее изостатическое прессование (ГИП).
Изобретение относится к области консервации металлических изделий, в частности археологических находок из железа и его сплавов, и может быть использовано в археологии и музейном деле.
Изобретение относится к технологии снятия защитных покрытий, в частности для удаления покрытия из нитрида титана с поверхности деталей из титановых сплавов, и может быть использовано в авиационном и энергетическом турбостроении при ремонте лопаток компрессора.
Изобретение относится к очистке археологических изделий от продуктов коррозии и может быть использовано для предварительной реставрации предметов прикладного искусства.
Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при изготовлении и ремонте лопаток, работающих в условиях воздействия газоабразивной эрозии. Лопатка газовой турбины ГТД-110М имеет нанесенный на ее поверхность методом высокоскоростного газопламенного напыления жаростойкий подслой толщиной 150-200 мкм и керамический термобарьерный слой.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при изготовлении и ремонте жаровых труб, работающих в условиях воздействия газообразивной эрозии. Жаровая труба газовой турбины ГТД-110М с нанесенным на внутреннюю поверхность жаровой трубы методом плазменного напыления жаростойкого подслоя толщиной 150-200 мкм и затем керамического термобарьерного слоя. Керамический термобарьерный слой напыляют плазмотроном толщиной 100-120 мкм, затем жаровую трубу подвергают двухстадийной обработке. Вначале в вакууме при давлении 1×10-4 мм рт.ст. нагревают до температуры 1050°С в течение 3-4 часов, выдерживают при той же температуре 2 часа и охлаждают с печью в вакууме. После чего на воздухе нагревают до температуры 850°С в течение 2,5-3 часов, выдерживают при той же температуре в течение 16 часов и охлаждают в течение 4,7 часа до нормальной температуры. Изобретение позволяет увеличить газообразивную стойкость защитного покрытия жаровой трубы газовой турбины без ухудшения аэродинамических характеристик жаровой трубы.

Наверх